JP2011099380A - 軸流タービン - Google Patents

Abstract

【課題】軸流タービンにおいて、環帯面積の増加による衝撃波損失とはく離による損失を抑制し、タービン効率を向上させる。
【解決手段】静止体に固定された静翼と、タービンロータに固定された動翼とからなるタービン段落と、タービン段落をタービン軸方向に複数有する作動流体流路２とを備える軸流タービンであって、作動流体流路２中に設けられ、作動流体流れ方向上流側から流入する作動流体の一部を、タービン段落の少なくとも一段の外周側をバイパスさせ、バイパスしたタービン段落の作動流体流れ方向下流側にある動翼１３に導入するタービン段落バイパス流路２９を備える。
【選択図】 図７

Description

本発明は、蒸気タービンや、ガスタービン等の軸流タービンに関する。

特許文献１には、外周側ダイアフラムおよび内周側ダイアフラムに固定された静翼と、タービン中心軸回りに回転するタービンロータに固定された動翼とからなるタービン段落を作動流体流路内に複数備え、高圧の作動流体が流路内低圧部に向かって膨張する時に生じる運動エネルギーを、静翼と動翼とから構成されるタービン段落により回転力に変える機能を持つ軸流タービンが開示されている。

軸流タービンでは、段落当たりの出力を増加させるために、単位時間当たりに流れる作動流体の質量である流量を増加させたい要求がある。流量を増加させ、段落当たりの出力を増加させることによって、段落数を変えずに発電量を増加させることが可能となる。

ここで、流量を増加させるためには、作動流体が流れる部分のタービン回転軸方向からみた面積である環帯面積を大きくすることが有効であることが知られている。そこで、軸流タービンの場合には、環帯面積は翼長と、翼の外周端直径と内周端直径とを足して２で割った平均直径との積に円周率を掛けたものとなるため、環帯面積の増加のために、翼長と平均直径を大きくすることが行われている。

特開２００３−２７９０１号公報

一般的に、タービン段落入口における、作動流体の単位質量当たりのエンタルピー（比エンタルピー）と、流速の二乗を２で割った単位質量当たりの運動エネルギーとの和である比全エンタルピーＨ０は、回転軸に近い内周側から外周側にかけて、略一定の値とされる。一方、静翼と動翼との間の比エンタルピーｈ１は、静動翼間の旋回流とバランスするように内周側に比べ外周側にいくほど大きくなる。従って、比エンタルピー差Ｈ０−ｈ１は、外周側ほど小さくなる。静翼から出る流れの速度は、この比エンタルピー差Ｈ０−ｈ１の二乗根に比例する。即ち、静翼流出速度は外周側ほど小さくなる。

ところで、上述したように、環帯面積を大きくする、すなわち翼長や平均直径を大きくすると、外周側の比エンタルピー差Ｈ０−ｈ１は、さらに小さくなり、静翼流出速度も小さくなる。このように、環帯面積を大きくすることにより、外周側の比エンタルピー差Ｈ０−ｈ１と静翼流出速度が小さくなることは、以下に述べるような二つの問題を引き起こす可能性がある。

一つ目は、動翼の相対流入マッハ数が超音速となり、損失が増加する可能性が増えることである。翼長や、平均直径を大きくすると、動翼の回転速度である周速が大きくなる。
動翼の周速は、半径位置が一番大きい外周端、すなわち動翼先端部で最も大きくなる。先端部の周速を音速で割った周速マッハ数が１を超えて超音速となると、静翼からの流れの回転方向成分が十分でないと、動翼に流入してくる流れの相対速度が超音速となる。相対流入速度が超音速となると、動翼上流側で不連続な圧力上昇を伴う衝撃波が発生し、衝撃波そのものによるエントロピー上昇に加え、衝撃波が翼面の境界層と干渉して、その不連続な圧力上昇により境界層厚さが増加する。さらにははく離を生じさせることなどによるエントロピー上昇も生じる。この衝撃波によるエントロピー上昇により、タービン段落の環帯面積を増加させ、作動流体の流量を増加させたにも関わらず、増加流量に相当する回転力すなわち出力が増えないことがある。そのため、限界周速を超えて環帯面積を大きくすることにより、段落当たりの出力増加を実現するためには、動翼流入部で生じる衝撃波を無くす、もしくは弱くすることが重要であり、そのためには、動翼相対流入速度を小さくする必要がある。

二つ目は、外周側の拡大流路部で、はく離が起きる可能性が増大することである。タービン段落の環帯面積を大きくすると、子午面流路の拡大率、すなわちタービン段落入口の流路高さに対する、段落出口の流路高さの増加率が大きくなる。一方、タービン段落の環帯面積を大きくしても、段落の軸方向長さは、タービン全体の長さに制約があるために一般的にはあまり大きくできず、子午面流路の拡大率の増大は、静翼部の外周端や内周端の子午面流路形状の広がり角を大きくすることで実現されることが一般的である。子午面流路形状の広がり角が大きくても、静翼部の比エンタルピー差Ｈ０−ｈ１が大きければ、翼間で流れが加速されるため、はく離が起きるなどの問題は起きないが、環帯面積を大きくするために、翼長や平均直径を大きくすると、外周側の静翼部の比エンタルピー差Ｈ０−ｈ１が小さくなり、子午面流路の外周端の拡大流路部で、流れの加速が小さくなり、流れが翼面や側壁面からはく離して、損失が増大する可能性が大きくなる。

そこで、本発明の目的は、環帯面積の増加による衝撃波損失とはく離による損失を抑制し、タービン効率を向上させることができる軸流タービンを提供することにある。

上記目的を達成するため、静止体に固定された静翼と、タービンロータに固定された動翼とからなるタービン段落を作動流体流路中に複数備える軸流タービンにおいて、作動流体流路中に設けられ、作動流体流れ方向上流側から流入する作動流体の一部を、タービン段落の少なくとも一段の外周側をバイパスさせ、バイパスしたタービン段落の作動流体流れ方向下流側にある動翼に導入するタービン段落バイパス流路を備える。

本発明によれば、軸流タービンにおいて、環帯面積の増加による衝撃波損失とはく離による損失を抑制し、タービン効率を向上させることができる。

蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。 蒸気タービンのタービン最終段落部の、比エンタルピーの翼高さ方向分布を表したグラフである。 動翼の周速が大きい場合の、静翼流出速度と、動翼周速と、動翼の相対流入速度との関係を模式的に表す図である。 動翼周速が大きい場合の、動翼相対流入マッハ数の翼高さ方向分布を表すグラフである。 本発明の第１の実施の形態に係る蒸気タービン最終段落部の翼高さ方向の比エンタルピー分布を表すグラフである。 本発明の第１の実施の形態に係る蒸気タービンの静翼流出速度、動翼周速、動翼相対流入速度の関係を模式的に表した説明図である。 本発明の第１の実施の形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。 本発明の第１の実施の形態に係る蒸気タービンの分流板の要部構造を表す斜視図である。 本発明の第１の実施の形態に係る蒸気タービン最終段落と、その１つ上流側段落の翼高さ方向の、比エンタルピー分布を表すグラフである。 本発明の第１の実施の形態に係る蒸気タービン最終段落部の動翼相対流入マッハ数の翼高さ方向分布を表すグラフである。 本発明の第１の実施の形態に係る蒸気タービン最終段落部の周方向から測った動翼入口角の翼高さ方向分布を表すグラフである。 本発明の第２の実施の形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。 本発明の第２の実施の形態に係る蒸気タービン最終段落部の周方向から測った動翼入口角の翼高さ方向分布を表すグラフである。 本発明の第３の実施の形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。 本発明の第３の実施の形態に係る蒸気タービンのシール構造部の拡大図である。 本発明の第３の実施の形態に係る蒸気タービン最終段落と、その１つ上流側段落の翼高さ方向の、比エンタルピー分布を表すグラフである。 本発明の第４の実施の形態に係る蒸気タービン最終段落部の周方向から測った動翼入口角の翼高さ方向分布を表すグラフである。 本発明の第５の実施の形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。 本発明の第５の実施の形態に係る蒸気タービン最終段落部の翼高さ方向の比エンタルピー分布を表すグラフである。 本発明の第６の実施の形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。

以下、本発明を実施するための形態について、適宜図を参照して詳細に説明する。なお、各図面を通し、同等の構成要素には同一の符号を付してある。

本発明の第１の実施の形態として、本発明を蒸気タービンの最終段落に適用した例について、以下説明する。

初めに、図１乃至図４を用いて、一般的な蒸気タービン段落部の基本構成および動作について説明する。

図１は、一般的な蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。蒸気タービンのタービン段落は、作動流体である蒸気１の流れ方向上流側（以下、単に上流側と記載する）の蒸気高圧部Ｐ０と、蒸気流れ方向下流側（以下、単に下流側と記載する）の蒸気低圧部Ｐ１との間の蒸気主流路２に設けられている。タービンケーシング３の内周側に外周側ダイアフラム４が固定されている。タービン段落は、外周側ダイアフラム４と内周側ダイアフラム５との間に固定された静翼６と、静翼６の下流側に対向するようにタービンロータ８に固定された動翼７とで構成される。タービン段落が複数の段落から構成される多段落型タービンである場合、タービン中心軸９に沿って、高圧部Ｐ０から低圧部Ｐ１に向かって、タービン段落が複数回繰り返されて設けられる。高圧部Ｐ０の蒸気入口に最も近い段落を初段落といい、低圧部Ｐ１の蒸気出口に最も近い段落を最終段落という。タービンロータ８は、図示しない発電機に機械的に接続されている。従って、蒸気タービンは、高圧の蒸気が低圧部に向かって膨張する時に生じる運動エネルギーを、静翼と動翼から構成されるタービン段落により回転力に変え、タービンロータを介して発電機で電気エネルギーに変換して発電を行う。

図２は、図１に図示した蒸気タービンのタービン最終段落部の、翼高さ方向の比エンタルピー分布を表したグラフである。横軸は、比エンタルピーであり、図１において作動流体である蒸気が左から右に流れていくのに合わせて、左に行くほど比エンタルピーが大きくなるように軸方向を決めている。縦軸は、翼高さ方向を表し、ＢＨは、動翼出口高さを表す。

図２において、Ｈ０は、段落入口における単位質量当たりのエンタルピーと作動流体流速の二乗を２で割った単位質量当たりの運動エネルギーとの和である全比エンタルピー、ｈ１は静・動翼間の比エンタルピー、ｈ２は段落出口の比エンタルピーを表す。段落入口の全比エンタルピーＨ０は、翼高さ方向に略一定である。静・動翼間の比エンタルピーｈ１は、主に静動翼間の旋回速度による遠心力とバランスするようにタービン半径方向外周側（以下、単に外周側と記載する）ほど大きくなる。結果として、外周側の静翼にかかる比エンタルピー差Δｈが小さくなり、比エンタルピー差の二乗根に比例する静翼流出速度も小さくなる。この静翼にかかる比エンタルピー差と静翼流出速度が小さくなる傾向は、翼長や、翼の外周端直径と内周端直径とを足して２で割った平均直径が大きくなることにより、即ち環帯面積が大きくなることにより翼の外周端位置がより外周側になるほど顕著となる。

図３は、動翼の周速が大きい場合の、静翼流出速度と、動翼周速と、動翼の相対流入速度との関係を模式的に表す図である。高圧Ｐ３の蒸気２２は、静翼２３を通過することによって、加速、転向され速度Ｖの流れとなる（以下、この速度を静翼流出速度Ｖと記載する）。この静翼流出速度Ｖを動翼２４と一緒に回転する相対座標系で見ると、動翼２４はタービン中心軸周りに周速Ｕで回転しているため（回転方向を矢印２５で表す）、静翼流出速度ベクトルＶと周速ベクトルＵとの合成により、動翼２４への流入する蒸気は相対的に速度Ｗの流れとなる（以下、動翼相対流入速度Ｗと記載する）。この静翼流出速度ベクトルＶ、周速ベクトルＵ、動翼相対流入速度ベクトルＷによって形成される三角形を速度三角形と呼ぶ。速度三角形から明らかなように、動翼周速Ｕが大きくなると、動翼２４に流入する動翼相対速度Ｗは大きくなる。動翼相対流入速度Ｗを小さくするためには、静翼流出速度Ｖを大きくする必要がある。

ここで、段落入口の蒸気の状態量が固定されているとき、静翼流出速度Ｖを大きくするためには、静・動翼間での比エンタルピーｈ１を小さくして、静翼の比エンタルピー差Δｈを大きくする必要がある。しかしながら、静・動翼間での比エンタルピーは静翼出口の旋回速度場によって外周側ほど大きくなり、翼長が長くなるほど、旋回速度場の影響が強くなるので、ｈ１を小さくすることは難しくなる。すなわち、翼長が長くなるほど、静翼の比エンタルピー差Δｈを大きくすることは難しくなり、静翼流出速度Ｖを大きくすることは難しくなる。

図４は、動翼周速が大きい場合の、動翼相対流入マッハ数の翼高さ方向分布を表すグラフである。

図４に示したように、翼の外周側では、マッハ数が１.０を超え、超音速流入となっていることがわかる。ここで、外周側の静翼の比エンタルピー差Δｈを大きくするために、タービン段落のエンタルピー差Ｈ０−ｈ２自体を大きくすると、内周端の動翼相対流入マッハ数が１.０を超え超音速流入となるために、段落全体のエンタルピー差を大きくすることでは、超音速流入の問題を解決することは難しい。

以上を踏まえて、本発明の第１の実施形態ついて、図面を用いて説明する。

図５は、第１の実施形態に係る蒸気タービン最終段落の翼高さ方向の比エンタルピー分布を表すグラフである。なお、図５においても図２と同様の軸構成を用いている。

本発明では、段落入口部の全比エンタルピーＨ０を外周側ほど大きくすることで、静翼外周側の比エンタルピー差Δｈを大きくしている。比エンタルピー差Δｈを大きくすることで、比エンタルピー差Δｈの二乗根に比例する静翼流出速度Ｖも大きくなる。よって、図６に示すように、段落入口部の全比エンタルピーＨ０を一定にした場合Ｖ１となる静翼流出速度をＶ２へと大きくすることができる。静翼流出速度成分Ｖの旋回方向の速度成分もＶＴ１からＶＴ２へ大きくすることができる。その結果、周速Ｕが同じにも係らず、動翼２４に流入する動翼相対流入速度Ｗ１をＷ２に減速させることができる。

よって、本発明によれば、段落入口の全比エンタルピーＨ０を、動翼相対流入速度Ｗ２が音速以下となるまで大きくすることで、超音速流入を回避でき、動翼入口の衝撃波の発生を抑制して衝撃波の発生に伴う損失を抑制できる。

また、本発明によれば、翼外周側の静翼部の比エンタルピー差Δｈが大きくなり、子午面流路の外周端の拡大流路部で、流れの加速が大きくなり、作動流体である蒸気流れが翼面や蒸気主流路壁を構成する側壁面からはく離することを抑制し、流れのはく離に伴う損失を抑制できる。

本発明によれば、環帯面積の増加による衝撃波損失とはく離による損失を抑制し、タービン段落効率を向上させることができる。

次に、本発明の第１の実施形態に係る蒸気タービンの基本構成および動作について説明する。

図７は、本発明の第１の実施形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造の子午面断面図である。図７に示すように、本実施形態に係る蒸気タービンでは、最終段落の１つ上流側のタービン段落部に蒸気主流路２をタービン半径方向に二分割する分流板２６が設けられている。本実施形態では、分流板２６は、最終段落の静翼１２から最終段落の２つ上流側にあるタービン段落の動翼２１出口付近まで延伸しており、最終段落を構成する静翼１２に支持されている。分流板２６は、図１０に示すように流入マッハ数が１.０を超える高さより内周側に設けることが望ましい。分流板２６の上流側端部は、作動流体の流れを阻害しないように、上流側から下流側に向かって徐々に厚さを大きくするように形成されている。

本実施形態では、最終段落の１つ上流側のタービン段落は、分流板２６の内周側に設けられている。分流板２６の上流側端部の内周側に静翼２７を周方向に列設し、静翼２７の下流側に動翼２８を配置して最終段落の１つ上流側のタービン段落を構成している。本実施形態では、分流板２６を設けることによって、分流板２６の外周側に、バイパス流路２９を形成し、内周側に、段落流路３０を形成している。よって、段落流路３０内の動翼２８の出口流路高さは、上流側段落の動翼２１出口流路高さと比較して小さく、かつ下流側段落の動翼１３出口流路高さと比較しても小さい。

なお、分流板２６が、内周側に設けられた静翼２７の重みや、流体力でたわむ可能性がある場合、または分流板２６の静翼１２固定部分に許容応力以上の大きな応力が生じる場合には、外周側ダイアフラム４等の外周側静止部から伸びる円柱状のサポート部材３１を周方向に複数本設置して分流板２６を支持しても良い。

図８は、図７に示した分流板２６の斜視図である。図８に示すように、分流板２６は、周方向に複数の板部材を連結して構成されており、上流側から下流側に向かって、徐々に内径値が大きくなる円錐状に近い形状を成している。

本実施形態に係る蒸気タービンによれば、最終段落の二つ上流側のタービン段落から吐出した蒸気主流は、分流板２６によってタービン半径方向に二つの流れに二分割され、分流板２６外周側のバイパス流路２９に流入した蒸気流は、直接最終段落の静翼１２の外周側に流入する。一方、分流板２６内周側の段落流路３０に流入した蒸気流は、分流板２６内周側の最終段落の１つ上流側のタービン段落を経由して最終段落の内周側にのみ流入する。

図９は、本実施の形態に係る蒸気タービン最終段落と、その１つ上流側段落の、翼高さ方向の比エンタルピー分布を表すグラフである。Ｈ０は、図７に示した静翼２７の上流側の全比エンタルピーである。分流板２６位置ｂｈより翼高さ方向外周側ではこのＨ０が、最終段落の入口全比エンタルピーとなる。ｈ１は、静翼２７と動翼２８との間の比エンタルピー、Ｈ２は、静翼１２の内周側の入口全比エンタルピー、ｈ３は静翼１２と動翼１３との間の内周側の比エンタルピー、ｈ５は静翼１２と動翼１３との間の外周側の比エンタルピー、ｈ５ａはｈ５に相当する図１に示した一般的な蒸気タービン最終段落の比エンタルピーである。外周側の段落入口全比エンタルピーを大きくすることで、静翼の外周側の比エンタルピー差Δｈを大きくできる。このように外周側においても、大きな比エンタルピー差を確保できるため、静翼外周側で子午面流路の広がり角が大きい場合においても、はく離による性能低下を抑制できる。

図１０は、図７に示した本実施の形態に係る蒸気タービン最終段落の動翼相対流入マッハ数の翼高さ方向分布を表すグラフである。実線で示したＭ１ｒが本実施の形態に係る蒸気タービン最終段落の動翼相対流入マッハ数、Ｍ１ｒａが図１に示した一般的な蒸気タービン最終段落の動翼相対流入マッハ数である。分流板２６位置ｂｈより翼高さ方向外周側で静翼の比エンタルピー差Δｈを大きくしたため、静翼外周側の静翼流出速度が大きくなり、図６を用いて説明したように動翼に対する超音速流入が回避できている。よって、本発明の動翼相対流入マッハ数を低減する効果により、タービン段落の効率を向上できる。

図１１に、本実施の形態に係る蒸気タービン最終段落の周方向から測った動翼入口角の翼高さ方向分布を示す。実線で示したαｉｎが動翼入口角、点線で示したβｉｎが動翼に対する蒸気の相対流入角である。外周側の段落入口全比エンタルピーが不連続となる部分で、相対流入角も不連続に小さくなるが、動翼の入口角は連続としている。入口角と相対流入角の違いを入射角というが、入射角がプラス・マイナスのある範囲内であれば、急減な翼の損失増加は起きない。翼の入口角が９０度付近では、特にその範囲は大きく、例えば入射角がプラス・マイナス４０度の範囲内では、急激な損失増加は起きない。そのため、図１１に示すように、動翼入口角と動翼相対流入角が一致していなくても、効率が大きく悪化することはない。

本実施の形態に係る蒸気タービンによれば、最終段落入口部の外周側の全比エンタルピーＨ０を大きくすることで、静翼外周側の比エンタルピー差Δｈを大きくしている。これにより静翼流出速度を大きくすることができる。従って、静翼流出速度成分Ｖの旋回方向の速度成分も大きくすることができ、周速Ｕが同じにも係らず、最終段落の動翼に流入する動翼相対流入速度を減速させることができる。よって、動翼への超音速流入を回避でき、動翼入口の衝撃波の発生を抑制し、衝撃波の発生に伴う損失を抑制できる。

また、本実施の形態の蒸気タービンによれば、静翼外周側の比エンタルピー差Δｈが大きくなり、子午面流路の外周端の拡大流路部で、流れの加速が大きくなるので、蒸気流れが翼面や蒸気主流路壁を構成する側壁面からはく離することを抑制し、流れのはく離に伴う損失を抑制できる。

なお、本実施形態では、静翼２７と動翼２８からなる段落により取り出される回転力は小さくなるが、その低下分は、静翼１２と動翼１３とからなる段落で回転力として取り出すことができるため、タービン全体としての回転力は減らない。むしろ、損失の低下した分、回転力は増加させることが可能となる。

次に、本発明の第２の実施形態について図面を用いて説明する。図１２は、本発明の第２の実施形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。なお、第１の実施形態と同等の構成要素には同一の符号を付し、説明を省略する。

本実施形態が、図７に示した第１の実施形態と異なるのは、分流板２６の下流側にある最終段落の動翼１３にも、蒸気主流路２を内周側と外周側に二分割する第２の分流板３２を設けている点である。第２の分流板３２は、周方向に列設された動翼１３一本一本に固設され、隣接翼の第２の分流板３２と接触連結されている。なお、接触連結させることで、振動減衰機構を持たせたり、翼の振動モードを調節して共振回避設計したりすることにも利用することができる。

図１３に、本実施形態に係る蒸気タービン最終段落部の周方向から測った動翼入口角の翼高さ方向分布を示す。本実施形態によれば、第２の分流板３２を設けたことで、分流板の内周側と外周側で翼が滑らかにつながる必要がなくなるため、翼の内周側と外周側を独立に、それぞれの流れに合わせて設計することが可能となり、図１３に示すように最終段落における動翼入口角αｉｎと蒸気の動翼相対流入角βｉｎを一致させることができる。
よって、第２の実施形態によれば、第１の実施形態の効果に加えて、翼高さ方向において、翼入口角が不連続であることによって生じる損失を抑制できる。また、第２の分流板３２は、動翼１３の振動減衰効果が期待でき、翼の振動モードを調節して共振回避することに用いることもできる。

次に、本発明の第３の実施形態について図面を用いて説明する。図１４は、本発明の第３の実施形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。なお、先に説明した実施形態と同等の構成要素には同一の符号を付し、説明を省略する。

本実施形態は、図１２に示した第２の実施形態の応用例であり、第１の分流板２６と第２の分流板３２との間にシール構造３３を設け、分流板間に蒸気の漏れ流れが生じることを抑制している。

図１５は、図１４に示した蒸気タービンのシール構造３３の拡大図である。本実施形態では、第１の分流板２６は、最終段落の静・動翼間流路３４に、動翼１３に向かって延伸する延長部３５を有し、延長部３５の内周側にシールフィン３６を設けている。一方、第２の分流板３２も、延長部３５の内周側で静翼１２に向かって延伸する、延長部３７を有する。延長部３５と延長部３７は、互いに半径方向に並設している。

本実施の形態によれば、第２の実施形態の効果に加えて、シール構造３３を設けて、分流板間に蒸気の漏れ流れが生じることを抑制できるので、最終段落の静・動翼間の内周側３８と、外周側３９の圧力を翼長方向に連続する必要も無くなり、最終段落は内周側と外周側で完全に独立して段落設計することができる。図１６に、本実施形態の蒸気タービン最終段落と、その１つ上流側段落の翼高さ方向の、比エンタルピー分布を示す。第１の実施形態と異なり、本実施形態では、最終段落の静・動翼間比エンタルピーが内周側ｈ３と外周側ｈ５との接続部で不連続となっている。

以上、実施例１乃至３に示した実施形態は、最終段落出口で単位面積当たりの流量が等しいという条件で段落設計を行い、その特性を示している。

次に、本発明の第４の実施形態について図面を用いて説明する。本実施形態は、第１の実施形態の応用例であり、基本的な構造は、図７に示した第１の実施形態と同一である。

本実施形態では、最終段の内周側と外周側とで、単位面積当たりの流量を変えることで、図９に示すような、比エンタルピー分布で設計しても、図１７に示すように、動翼入口角を連続とすることが可能である。本実施形態では、最終段落の内周側流路４１（段落流路３０）の単位面積当たりの流量に対し、最終段落の外周側流路４２（バイパス流路２９）の単位面積当たりの流量を小さく設定することで、動翼入口角を連続とした。

なお、図７の段落流路３０内のタービン段落を、単位面積当たりの流量が等しいという条件で段落設計を行っている場合、最終段落の内周側と外周側とで単位面積当たりの流量を変えるには、最終段落の内周側と外周側の流量比と、段落流路３０およびバイパス流路２９を流れる流量比が等しくなるように、分流板２６の上流側端部の位置を決める。

本実施形態においても、第１の実施形態と同様の効果が得られる。

次に、本発明の第５の実施形態について図面を用いて説明する。図１８は、本発明の第５の実施形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。なお、図７と同一符号は、同一部分を示している。

本実施形態では、蒸気主流路２内に第１の実施形態と同様の分流板をタービン半径方向に複数設けて、蒸気主流路２を翼高さ方向に複数のブロック４６，４７，４８，４９に区分けし、外周側ほどより上流側のタービン段落からのバイパス蒸気が動翼１３に流入するようにしている。

まず最内周側のブロック４９は、分流板４５と蒸気主流路２の内周側壁面との間に形成される。分流板４５は、最終段落の静翼１３に支持されている。分流板４５上流側端部の内周側には、最終段落の１つ上流側のタービン段落を構成する静翼５０と動翼５１が設けられている。静翼５０は、分流板４５と内周側ダイアフラム５３との間に固定されている。分流板４５は、蒸気主流路２の外周側壁面を構成する外周側固定部材５２から伸びるサポート部材３１によって支持されている。なお、動翼５１の外周側先端には、シュラウド部材５４が設けられている。

次にブロック４９の１つ外周側のブロック４８は、分流板４５と分流板４５の１つ外周側の分流板４４との間に形成される。分流板４４は、静翼１３に支持されている。分流板４４の上流側端部の内周側には、最終段落の２つ上流側のタービン段落を構成する静翼５５と動翼５６が設けられている。静翼５５は、分流板４４と内周側ダイアフラム５７との間に固定されている。分流板４４は、蒸気主流路２の外周側壁面を構成する外周側固定部材５８から伸びるサポート部材３１によって支持されている。動翼５６の外周側先端にもシュラウド部材５９が設けられている。

次にブロック４８の１つ上流側のブロック４７は、分流板４４と分流板４４の１つ外周側の分流板４３との間に形成される。分流板４３は、静翼１３に支持されている。分流板４３上流側端部の内周側には、最終段落の３つ上流側のタービン段落を構成する静翼６０と動翼６１が設けられている。静翼６０は、分流板４３と内周側ダイアフラム６２との間に固定されている。分流板４３は、蒸気主流路２の外周側壁面を構成する外周側固定部材６３から伸びるサポート部材３１によって支持されている。動翼６１の外周側先端にもシュラウド部材６７が設けられている。

最外周側のブロック４６は、分流板４３と蒸気主流路２外周側壁面との間に形成されている。

本実施形態の構成によれば、外周側に行くほどより上流側からバイパスされた蒸気が最終段落に流入する。

図１９に本実施形態に係る蒸気タービン最終段落部の翼高さ方向の比エンタルピー分布を示す。本発明のもっとも理想的な最終段落入口の全比エンタルピーの翼高さ方向分布は、図５に示すとおり連続的に外周側の全比エンタルピーＨ０が大きくなる分布である。本実施形態によれば、図１８に示すように、最終段落を翼高さ方向に複数のブロックに分け、外周側のブロックほどより上流側のタービン段落からのバイパス蒸気を用いることで、図１９に示すような、翼長方向外周側に向かって階段状に全比エンタルピーＨ０が大きくなる分布が得られる。本実施形態によれば、翼長外周側の静翼の比エンタルピー差Δｈを大きくすることで静翼流出速度を大きくできる。よって、静翼流出速度を大きくできるので、動翼相対流入速度を抑制でき、第１の実施形態と同様の効果を得ることができる。

また、本実施形態によれば、外周側に行くほど動翼の周速が大きくなるのに合わせて、静翼の比エンタルピー差Δｈを大きくして静翼流出速度を大きくすることで、動翼に対する相対流入角の変化を小さくすることができる。この場合、前述した損失が急激に大きくならない入射角範囲を考慮すると、翼長が大きいにも係らず、例えば動翼入口角９０と一定でねじれが無く、かつ効率の良い動翼を用いることが可能となる。ねじれ角のない動翼は、局所応力が大きくならないという利点の他に、製作も簡単となる利点がある。

次に、本発明の第６の実施形態について図面を用いて説明する。図２０は、本発明の第６の実施形態に係る蒸気タービンのタービン段落部の要部構造を表す子午面断面図である。なお、第１の実施形態と同等の構成要素には同一の符号を付し、説明を省略する。

本実施形態は、図１に示した第１の実施形態の応用例であり、第１の実施形態と異なるのは、バイパス流路２９の外周側に、矢印８１で示したように、蒸気の一部をタービン外部に抽気する抽気スリット６４を設けた点にある。

抽気スリットは、一般のタービンではタービンロータ全長の制約から軸方向には小さい開口長さで設けられる。そのため、抽気流量が多い場合には、抽気スリットで流速が大きくなり損失が増大する。一方、図２０に示す本実施形態では、バイパス流路２９として軸方向に一段落分の大きな空間があり、軸方向に大きく開口する抽気スリット６４を設けることができる。そのため、抽気流量が増加した場合でも、抽気流８１の流速を小さくすることができ、抽気スリットでの損失の増加を抑制することができる。

従って、本実施形態によれば、第１の実施形態と同様の効果が得られるのに加えて、抽気スリットでの損失の増加を抑制することができる。

以上説明した各実施例は、低圧タービンの最終段落に適用した例であるが、本発明は、低圧タービン、および最終段落に限定したものではなく、中間段落に適用しても本発明の効果は得ることができる。また本発明の効果は、蒸気，空気等の作動流体によらず有効である。

なお、本発明を蒸気タービンの最終段落に適用した場合には、先に各実施形態で説明した利点の他に、以下の二つの利点がある。

一つ目の利点は、湿り損失が低減することである。図１に示した一般的な蒸気タービンでは、最終段落の上流側段落を構成する動翼７翼面に付着した水膜が遠心力により外周側に集められ、最終段落の静翼１２に向かって放出される。そのため、最終段落入口の外周側で湿り度が大きくなり、これが動翼周速の大きい最終段落での湿り損失増加や、エロージョン増加の原因となる。一方、本発明を蒸気タービンの最終段落に適用した場合、最終段落外周側の入口全比エンタルピーが大きいために、液相の質量分率である湿り度が小さくなる。

湿り度が小さくなる結果、本発明では湿り損失が小さくなり、エロージョンの発生も抑制できる。そのため、タービン効率を向上でき、蒸気タービンの信頼性も向上できる。

二つ目の利点は、翼の信頼性を向上できることである。蒸気タービンの過熱蒸気から二相流状態である湿り蒸気に移行するウイルソン線は、最終段落の１つ上流側のタービン段落に位置することが多い。ウイルソン線は、タービン負荷や蒸気条件によって、流れ方向に動くため、ウイルソン線が存在するタービン段落では、乾き蒸気と湿り蒸気の状態が繰り返され、腐食ピットが発生しやすい。しかしながら、本発明を最終段落に適用した場合、ウイルソン線が生じる最終段落の１つ上流側のタービン段落は、翼長が小さいため、翼にかかる応力を小さくでき、腐食ピットによる翼の信頼性低下を抑制できる。

２ 蒸気主流路
３ タービンケーシング
４，１０，１４，１８ 外周側ダイアフラム
５，１１，１５，１９，５３，５７，６２ 内周側ダイアフラム
６，１２，１６，２０，２３，２７，５０，５５，６０ 静翼
７，１３，１７，２１，２４，２８，５１，５６，６１ 動翼
８ タービンロータ
９ タービン中心軸
２６，４３，４４，４５ 分流板
２９ バイパス流路
３０ 段落流路
３１ サポート部材
３２ 第２の分流板
３３ シール構造
３５ 延長部
３６ シールフィン
３７ 延長部
４０ 分流板上流端
４１ 内周側流路
４２ 外周側流路
５２，５８，６３ 外周側固定部材
６４ 抽気スリット

Claims (14)

1. 静止体に固定された静翼と、タービンロータに固定された動翼とからなるタービン段落と、
   前記タービン段落をタービン軸方向に複数有する作動流体流路とを備える軸流タービンであって、
   前記作動流体流路中に設けられ、作動流体流れ方向上流側から流入する作動流体の一部を、前記タービン段落の少なくとも一段の外周側をバイパスさせ、バイパスした前記タービン段落の作動流体流れ方向下流側にある前記動翼に導入するタービン段落バイパス流路を備えることを特徴とする軸流タービン。
2. 請求項１記載の軸流タービンであって、
   前記バイパスしたタービン段落の動翼出口流路高さが、上流側段落の動翼出口流路高さと比較して小さく、かつ下流側段落の動翼出口流路高さと比較しても小さいことを特徴とする軸流タービン。
3. 請求項１記載の軸流タービンであって、
   前記タービン段落バイパス流路は、
   前記静止体と、
   前記作動流体流路中に設けられ、前記作動流体流路を流下する作動流体の流れをタービン半径方向に二分割し、内周側に前記タービン段落を有する分流板との間に設けられていることを特徴とする軸流タービン。
4. 請求項３記載の軸流タービンであって、前記タービン段落バイパス流路を流下した作動流体が導入される前記動翼は、前記作動流体を前記タービン段落バイパス流路を流下した流れと、その他の流れとに分流する第２の分流板を備えることを特徴とする軸流タービン。
5. 請求項４記載の軸流タービンであって、
   前記分流板と前記第２の分流板とは、互いに間隙を空けて並行する延長部をそれぞれ有し、
   前記延長部のいずれか一方または両方にシール装置を設けたことを特徴とする軸流タービン。
6. 請求項３記載の軸流タービンであって、
   前記タービン段落バイパス流路の外周側に、前記タービン段落バイパス流路を流下する作動流体の一部を抽気し、タービン外部へ供給する抽気手段を備えることを特徴とする軸流タービン。
7. 静止体に固定された静翼と、タービンロータに固定された動翼とからなるタービン段落と、
   前記タービン段落をタービン軸方向に複数有する作動流体流路とを備える軸流タービンであって、
   第１のタービン段落と、
   該第１のタービン段落の作動流体流れ方向上流側に設けられた第２のタービン段落と、 前記作動流体流路中に設けられ、前記第１のタービン段落の前記静翼に支持され、前記第１のタービン段落から作動流体流れ方向上流側に延伸する円環状の分流板とを備え、
   前記第２のタービン段落は、前記分流板の内周側に設けられていることを特徴とする軸流タービン。
8. 請求項７記載の軸流タービンであって、
   前記第２のタービン段落の動翼出口流路高さが、上流側段落の動翼出口流路高さと比較して小さく、かつ下流側段落の動翼出口流路高さと比較しても小さいことを特徴とする軸流タービン。
9. 請求項７記載の軸流タービンであって、
   前記第１のタービン段落は、前記分流板の下流側であって、周方向に隣接する動翼間に設けられた第２の分流板を備えていることを特徴とする軸流タービン。
10. 請求項９記載の軸流タービンであって、
    前記分流板と前記第２の分流板は、互いに間隙を空けて並行する延長部をそれぞれ有し、
    前記延長部のいずれか一方または両方にシール装置を設けたことを特徴とする軸流タービン。
11. 請求項７記載の軸流タービンであって、
    前記タービン段落バイパス流路の外周側に、タービン外部に連通する抽気スリットを備えることを特徴とする軸流タービン。
12. 静止体に固定された静翼と、タービンロータに固定された動翼とからなるタービン段落と、
    前記タービン段落をタービン軸方向に複数有する作動流体流路とを備える軸流タービンであって、
    第１のタービン段落と、
    該第１のタービン段落の作動流体流れ方向上流側に設けられる複数のタービン段落と、前記作動流体流路中に設けられ、前記第１のタービン段落の前記静翼に支持され、前記第１のタービン段落から作動流体流れ方向上流側に向かって延伸する円環状の複数の分流板とを備え、
    前記複数の分流板は、タービン半径方向に一定間隔を置いて設置され、タービン半径方向内周側から外周側へ設置順に延伸距離が長くなるように構成されており、
    前記複数の分流板の内周側には、それぞれ前記タービン段落が設けられていることを特徴とする軸流タービン。
13. 請求項７または１２記載の軸流タービンであって、
    前記第１のタービン段落は、低圧タービンの最終段落であり、前記作動流体は蒸気であることを特徴とする軸流タービン。
14. 静止体に固定された静翼と、タービンロータに固定された動翼とからなるタービン段落を備え、
    前記タービン段落をタービン軸方向に複数設けた多段落構造を有する軸流タービンの設計方法であって、
    前記タービン段落入口における、単位質量当たりのエンタルピーと作動流体流速の二乗を２で割った単位質量当たりの運動エネルギーとの和である比全エンタルピーが、タービン半径方向外周側に向かって大きくなるように前記多段落構造を設計することを特徴とする軸流タービンの設計方法。

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